吳繼飛,王元靖,羅新福,錢豐學(xué)

(1.空氣動力學(xué)國家重點實驗室,四川綿陽 621000;2.中國空氣動力研究與發(fā)展中心,四川綿陽 621000)

0 引 言

在現(xiàn)代飛機和武器設(shè)計中,航空航天器的多體安全分離一直是人們關(guān)注的重要問題[1-4]。這些多體包括機載武器、副油箱、保護頭罩等等,由于外掛物處于載機復(fù)雜干擾流場中,在分離過程中如果出現(xiàn)意外,往往容易導(dǎo)致外掛物與載機發(fā)生碰撞,嚴重危及載機和飛行人員的安全。多體干擾與分離涉及到流動分離、激波/旋渦干擾、激波/激波干擾等復(fù)雜流動現(xiàn)象,因此,利用CFD對該問題進行模擬存在較大困難。為了準確獲得多體干擾與分離的氣動力數(shù)據(jù),必須依靠風洞試驗進行研究。

氣動中心高速所于2008年針對某典型構(gòu)型航天飛行器的多體干擾與分離在FL-31高超聲速風洞中進行了相關(guān)研究,在該風洞中發(fā)展了相應(yīng)的試驗技術(shù),并進行了試驗驗證。研究結(jié)果表明,該系統(tǒng)設(shè)計合理,達到了預(yù)期目標。

1 研究模型及風洞

研究模型由再入體模型與助推器模型組成,再入體模型由頭部、后段、尾翼組成,全長342.55mm,翼展192.73mm。助推器模型為鈍頭旋成體,等直段直徑37.27mm,模型總長為190.37mm。模型示意圖如圖1。

試驗名義馬赫數(shù)為7,再入體迎角為0°,助推器迎角為0°、-2°、2°,助推器模型相對再入體模型向前運動(逆來流方向),直至基本脫離再入體模型的頭部激波對其的干擾。

圖1 試驗?zāi)Ｐ褪疽鈭DFig.1 Sechematic of test models

在氣動中心高速所的FL-31高超聲速風洞中進行研究,該風洞是中國設(shè)計建造的第一座暫沖、下吹、引射式高超聲速風洞。風洞出口直徑 Φ 0.5m,試驗段為半開口自由射流式,在上下駐室內(nèi)分別設(shè)有模型支撐機構(gòu),均可快速插入試驗段。試驗名義馬赫數(shù)范圍為5～12。

2 關(guān)鍵技術(shù)及解決措施

在高超聲速風洞中建立多體干擾與分離試驗技術(shù)成功與否取決于兩個關(guān)鍵因素：(1)能否對多體間的分離進行準確模擬;(2)能否對多體分離時的干擾特性進行精確測量。

為在FL-31風洞實現(xiàn)對多體分離的模擬,經(jīng)過反復(fù)研究,制定了以下總體方案。試驗方案結(jié)構(gòu)示意圖如圖2所示。

圖2 試驗方案結(jié)構(gòu)示意圖Fig.2 Sechematic of test system

(2)某些條件下,下機構(gòu)為了滿足助推器模型分離行程要求,需將其提升至噴管軸線附近,因此再入體模型也應(yīng)相應(yīng)向上提升一定的高度,使再入體模型縱軸在風洞軸線上方;

(3)采用水冷天平對再入體模型的氣動力進行測量,并使模型的安裝位置處于風洞光學(xué)觀察窗可見范圍之內(nèi);

(4)由于助推器模型尺寸以及所受載荷都比較小,因此需研制加工中溫、小載荷天平,必須充分考慮其熱防護問題;

(5)為實現(xiàn)助推器模型迎角變化并減小尾支桿對分離特性的干擾,設(shè)計加工帶有一定角度的拐臂支架;

(6)利用風洞紋影系統(tǒng)觀測并記錄再入體模型與助推器模型分離過程中的激波干擾情況。

通過上述方案實現(xiàn)多體干擾與分離在FL-31風洞中的準確模擬和精確測量。

3 試驗系統(tǒng)設(shè)計

為實現(xiàn)再入體模型從風洞試驗段流場中心線上移且保證其處于風洞流場均勻區(qū)的目的,設(shè)計并加工了與風洞上投放機構(gòu)相連接的支架替換原有支架;采用尾支撐安裝方式,模型反裝,利用5N6-22C型號水冷天平測量再入體模型的氣動力;為保證安全并節(jié)省試驗時間,再入體模型采用非投放方式進行試驗。該天平圖片如3所示。

其中mk代表了第k個采樣的芯片，M是采樣的總和，其基數(shù)是仿真中采樣的數(shù)量.在上述模型中，緩沖器延遲下限r(nóng)i是變量，并由解算器決定.約束式(12)要求延遲范圍包括0在內(nèi).在每一次解決完優(yōu)化問題式(7)～(12)以后，我們標記第mk采樣的緩沖器調(diào)整數(shù)目是nk.

圖3 5N6-22C天平Fig.3 Photo of 5N6-22Cbalance

采用上述方式對再入體模型完成安裝以后,模型中心線在風洞中心線上方90mm,模型頭部距離風洞噴管出口61mm,通過風洞側(cè)壁的光學(xué)觀察窗基本上能觀測到整個模型。

助推器模型安裝在風洞5自由度下投放機構(gòu)上。針對助推器模型所受載荷小、尺寸小、無法對天平實現(xiàn)水冷的特點,研制了5N6-14B小量程中溫天平;在熱防護方面,設(shè)計并加工了隔熱套對天平進行隔熱保護,隔熱套材料為耐高溫玻璃纖維。天平如圖4所示。

為了減小分離過程中助推器模型尾支撐的干擾影響,設(shè)計并加工了助推器模型專用拐臂支架,如圖5所示。

圖4 5N6-14B天平Fig.4 Photo of 5N6-14B balance

圖5 助推器模型支架Fig.5 Bracket of booster model

拐臂支架的A-A截面為危險截面,根據(jù)細長旋成體理論對助推器模型的氣動載荷進行了估算,并以此對A-A截面進行了強度計算,計算結(jié)果表明上述載荷在該截面產(chǎn)生的應(yīng)力遠遠小于材料(35CrMnSiA)的許用應(yīng)力,而且拐臂的彈性變形很小,完全滿足試驗要求。為了減弱天平支桿對天平元件的傳熱,對天平支桿也進行了熱防護,具體做法是在天平支桿上噴涂耐高溫漆并包裹耐高溫材料。

多體干擾與分離特性與其相對位置密切相關(guān),在該系統(tǒng)中,以風洞噴口中心為參照確定模型位置及姿態(tài),并通過風洞下投放機構(gòu)的運動實現(xiàn)模型間相對位置的變化。先通過地面聯(lián)調(diào)確定模型間的初始位置,并模擬兩者的相對運動過程,之后再進行風洞試驗。

研究共進行了4種不同狀態(tài)下分離試驗：①再入體模型迎角(α1)、助推器模型迎角(α2)均為 0°,先確定再入體模型的位置,其頭部距離風洞噴口61mm,其軸線與風洞軸線重合,之后,確定助推器模型位置,通過下機構(gòu)運動使其頭部與風洞噴口之間的距離為158.1mm,模型軸線在風洞軸線下方54.6mm處,分離時,助推器模型逆氣流方向運動,步長為8mm,網(wǎng)格點數(shù)30個;②試驗?zāi)Ｐ陀蔷鶠?°不變,通過更換上投放機構(gòu)的連接支架,使再入體模型上移90mm,其余條件不變,通過下機構(gòu)運動調(diào)整助推器模型的初始位置,使其軸線處于風洞軸線下方1.82mm處,其頭部距離噴管出口158.1mm,分離步長調(diào)整為6mm,網(wǎng)格點數(shù)不變;③/④狀態(tài)模型初始位置定義如下：在狀態(tài)②初始位置的基礎(chǔ)上,通過下機構(gòu)的運動改變助推器模型的迎角,迎角調(diào)整為2°/-2°(由于模型反裝,因此規(guī)定迎角向下為正,向上為負),之后根據(jù)助推器模型質(zhì)心與下機構(gòu)旋心之間的距離以及迎角對模型位置進行適當調(diào)整,使模型質(zhì)心位置與0°迎角時相同,模型運動方式與狀態(tài)②相同。

4 地面校準

再入體模型所用的5N6-22C天平靜校結(jié)果如表1,其中X、Y、Z分別表示天平軸向力、法向力、側(cè)向力,Mx、My、Mz分別表示天平滾轉(zhuǎn)力矩、俯仰力矩、偏航力矩。

表1 5N6-22C天平靜校結(jié)果Table 1 Static calibration results of 5N6-22Cbalance

助推器模型所用的5N6-14B天平靜校結(jié)果如表2。

表2 5N6-14B天平靜校結(jié)果Table 2 Static calibration results of 5N6-14B balance

靜校結(jié)果表明天平指標滿足相關(guān)技術(shù)指標要求。

采用風洞下投放機構(gòu)實現(xiàn)助推器模型的運動,對該機構(gòu)投放方向(Y軸方向)以及模擬助推器模型分離方向(X方向)進行了靜態(tài)調(diào)試與測量,定義機構(gòu)收縮狀態(tài)下Y=0,模型處于初始分離狀態(tài)下X=0,調(diào)試結(jié)果如表3。

根據(jù)調(diào)試結(jié)果計算下機構(gòu)的定位標準差如下：Δ|Y=70=0.035mm,Δ|X=80=0.033mm, Δ|X=160=0.032mm。表明風洞下機構(gòu)的定位精確滿足多體分離試驗要求。

表3 下機構(gòu)定位精度調(diào)試結(jié)果(單位 ：mm)Table 3 Static debugging results of down installing system(unit：mm)

5 風洞試驗驗證

對不同狀態(tài)下的模型進行分離干擾試驗,試驗獲得的曲線如圖6所示。

助推器模型采用的是中溫天平,必須考核其熱防護效果,考察天平吹風前后的初末讀數(shù)并進行計算,其回零誤差在天平1σ誤差范圍之內(nèi),表明天平工作正常,熱防護措施有效。

圖6中的曲線表明再入體和助推器之間的相互氣動干擾在法向間距Y為54.6mm時隨X的變化較為劇烈,對各自的俯仰力矩系數(shù)影響也比較大,當法向間距Y增大為91.8mm后,其相互氣動干擾隨X的變化相對平緩。曲線同時表明該試驗系統(tǒng)準確測量了多體間的干擾情況,系統(tǒng)工作正常,試驗結(jié)果真實 、可信 。

圖7為典型分離位置時模型間激波干擾的紋影圖像,其中M=7,基于助推器模型最大直徑的雷諾數(shù)為6×105。圖中表明,模型間的激波干擾清晰可見,風洞紋影系統(tǒng)能夠滿足試驗要求。

圖6 模型間的氣動干擾特性Fig.6 Interference characteristics between test models

圖7 典型狀態(tài)下的紋影照片F(xiàn)ig.7 Schlieren of typical test condition

6 結(jié) 論

通過該項研究,在FL-31風洞中建立了多體干擾與分離試驗技術(shù)。整套試驗系統(tǒng)設(shè)計合理,能準確模擬物體間的分離過程,并能精確測量多體干擾的氣動力特性,風洞紋影系統(tǒng)能記錄多體間的激波干擾情況。

[1]MCCLINTON C R,VOLAND R T,HOLLAND S D.Wind tunnel testing,flight scaling and flight validation with hyper-X[R].AIAA 98-2866.

[2]DONAHUE B B.Air-launched mini-shuttle[R].AIAA-2001-3963.

[3]SARIGUL-KLIJN M.N.A study of air launch methods for reusable launch vehicles[R].AIAA 2001-4619.

[4]BERM UDEZ L M,GLADDEN R D,etc.Aerodynamic characterization of the hyper-X launch vehicle[R].AIAA 2003-7074.